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1、YF-23A 设计特点 YF-23A展现了与YF-22A全完不,同的设计概念，也体现了诺斯罗普／麦道设计团队对未来空战要求的理解。

2、 总体布局YF-23A的总体布局在很大程度上继承了诺斯罗普概念设计方案的特点。

3、其菱形机翼+V形尾翼的布局，介于传统正常布局和尢尾布局之间。

4、单座，双发，中单翼，腹部进气。

5、 和YF-22A一样，YF-23A最终并没有采用一度呼声颇高的鸭式布局。

6、事实上从七家公司的方案无一采用鸭式布局这点上就能看出美国人的倾向了。

7、在一定程度上，这是受了几年前七巨头讨论会上通用动力的影响——哈瑞-希尔莱克说“鸭翼最好的位置是在别人的飞机上。

8、”笔者在《王者之翼》中曾提到过，拒绝鸭式布局的原因之一是配平问题。

9、如果按照能够进行有效的俯仰控制原则水设计鸭翼，那么鸭翼就无法配平机翼增升装置产生的巨大低头力矩。

10、如果需要配平增升装置，那么鸭翼必须增大，对机翼的下洗也随之增大，反过来削弱了增升效果。

11、而且为了防止深失速，可能还需要增加平尾。

12、另一方面，从跨音速面积律来说，大鸭翼很难满足跨音速面积律的要求，增大了机身设计难度和超音速阻力——这对于强调超巡的ATF(特别是YF一23A)来说，尤其难以接受。

13、 而拒绝鸭式布局的另一个重要原因是隐身问题。

14、鸭翼的位置、大小、平面形状很难和隐身要求统一起来。

15、隐身设计的一个重要原则是尽昔减少(但不可避免)机体表面(特别是迎头方向)的不连续处，而鸭翼恰恰难以做剑这一点。

16、如果还希望把机翼前后缘对应的主波束数量减至最少(也就是前后缘平行)，将带来更大的设计困难。

17、 虽然根据美国空军的要求，ATF必然兼顾隐身和机动性，但各个公司设计思想不同，飞机性能偏重也必然不同。

18、从YF-23A最终选择了V形尾翼而非传统四尾翼布局来看，诺斯罗普追求隐身的意图相当明显，他们的的设计可大大减小飞机的侧面雷达反射截面积。

19、由于减少一对尾翼，飞机重量和阻力也可减小，对于提高超巡能力也有助益。

20、但随之而来的是操纵面的效率问题和飞控系统的复杂化。

21、 机身 为满足“跨战区航程”的要求，ATF必须有足够大的载油量而考虑到隐身要求(飞机不能外挂副油箱)，所有燃油必须由机内油箱装载。

22、因此无论是YF一22A还是YF一23A，都必须提供足够的机内容积——几乎相当于F一15的两倍!从机体尺寸来看，YF一23A机身长度增加明显，但仍然有限，因此其机内容积增大必然主要来自飞机横截而积的增大。

23、如果从跨／超音速阻力方面来考虑，飞机横截面积增大不利于按照跨音速面积律来设计飞机。

24、适当地拉长机身，有助于平滑飞机的纵向横截面积分布，减小跨／超音速阻力。

25、但机身加长，必然导致飞机纵向转动惯性增大，这对于提高飞机敏捷性和精确控制能力是不利的。

26、苏一27的机身长度和YF一23A相近，有飞过苏一27的飞行员说，该机操纵惯性较大，并不是那么好飞。

27、 事实上，仅仅从机身设计的特点我们就可看到YF一23A和YF一22A在设计思想方面的差异。

28、从机内载油量来看，YF一23A载油10.9吨，YF一22A载油11.35吨，考虑到机内弹舱设计载弹量相同(之所以说设计，是因为YF一23A的格斗弹舱还停留在图纸上)，那么YF一23A的机内容积不会大于YF一22A。

29、而YF一23A的机身长度却明显长于YF一22A(后者由于尾撑和平尾的原因，实际机身长度从有18米多)，这意味着即使在飞机最大横截面积相当的情况下，YF一23A也可以获得更平滑的横截面积分布(也就是更小的跨／超音速阻力)，当然也获得了更大的纵向转动惯量。

30、不难看出，为了解决横截面积增大带来的阻力问题，YF一23A和YF一22A的选择截然相反，前者选择了速度性能而牺牲了敏捷性和精确控制能力。

31、这也在一定程度上反映了两大集团对未来战斗机的定位。

32、 在外观上，YF一23A的机身颇有些洛克希德SR一71黑鸟的风格，看上去就像把前机身和两个分离的 发动机舱直接嵌到一个整体机翼上一样。

33、前机身内主要设置雷达舱、座舱、前起落架舱、航电设备舱和导弹舱。

34、前机身前段横截面近似一个上下对称的圆角六边形，然后逐步过渡到圆形潢截面，最后在机身中段与机翼完全融合。

35、后面的进气道和发动机舱横截面仍是梯形，并以非常平滑的曲线过渡到机翼或后机身的“海狸尾巴”，这有助于减小相互之间的干扰阻力。

36、前面提到过，空军取消了采用反推装置的要求，而诺斯罗普并未修改设讣，在后机身形成非常明显的“沟槽”，带来不必要的阻力增量。

37、 边条 边条翼布局在大迎角时比鸭式布局的升力特性有更大优势——这是影响诺斯罗普选择YF一23A整体布局的因素之一。

38、就传统边条而言，其展长的增大(面积也增大)对提高大迎角时的升力有明显好处。

39、但展长越大，大迎角下产生的上仰力矩也越大；成为制约边条大小的一个因素。

40、但显然YF一23A的边条不同于三代机上的传统边条。

41、其三段直线式窄边条设计相当有特点，从机翼前缘一直向前延伸到雷达罩顶端。

42、这种边条倒是和YF一22A的边条颇为类似。

43、 YF一23A的边条具有以下几个功能：产生边条涡，在机翼上诱导出涡升力，改善机翼升力特性；利用边条涡为机翼上表面附面层补充能量，推迟机翼失速；起到气动“翼刀”的作用，阻止附面层向翼尖堆积，推迟翼尖气流分离(事实上由于YF一23A机翼根梢比很大，高速或大迎角下可能会有明显的翼尖分离趋势)；大迎角下机头涡的分离，提供更好的俯仰和方向稳定性——直到第三代超音速战斗机，大迎角下机头涡不对称分离的问题仍未解决，这是限制飞机进入过失速领域的一个重要因素。

44、 但如果从传统观点来看，YF一23A的边条太小，能否产生足够强的涡流，起到应有的作用还是个疑问。

45、如果确实可以，那么一种可能性就是该机边条的作用原理有别干传统边条，另一种可能就是还有其它的辅助措施来协助改善机翼升力特性。

46、有资料提及，“机头和内侧机翼所产牛的涡流对尾翼没有什么影响”，这可能意味着YF一23A机翼内侧可能有某种措施以产生涡流，起到和边条涡类似的作用。

47、在YF一22A的进气道顶部各有两块控制板，用于控制机翼上表面的涡流。

48、YF一23A可能也有类似设计——其机翼内侧有进气道附面层的放气狭缝，不排除附面层气流经过加速后由此排出，借以改善机翼上表面气流状态的可能性。

49、 机翼巨大的菱形机翼可以算是YF-23A最突出的外形特征之一。

50、机翼前缘后掠40度，后缘前掠40度，下反角2度，翼面积88.26平方米，展弦比2.0，根梢比高达12.2。

51、诺斯罗普之所以选择这样一个占怿的机翼平面形状，最重要的影响因素就是隐身。

52、YF一23A的隐身技术继承自B一2，两者有类同之处——其中之一就是X形的四波瓣反射特征。

53、要实现四波瓣反射，机翼前后缘在水平面内必须平行。

54、这样一来，诺斯岁普没有更多的选择：要么采用后缘后掠设计，形成后掠梯形翼，基本类似B一2的机翼；要么采用后缘前掠设计，形成对称菱形翼。

55、 采用后掠梯形翼，好处是后掠角选择限制较小，可以根据需要进行优化；但和三角其相比，缺点也很明显：结构效率较低；内部容积较小，对于要求跨战区航程的ATF而言影响尤大；气动弹性发散问题较明显；机翼相对厚度的选择受限制，不利于选择较小的相对厚度来减小超音速阻力。

56、如果选择后缘前掠设计，当机翼前缘后掠角(后缘前掠角)较小时，这种机翼更接近于诺斯罗普惯用的小后掠角薄机翼(典型的如F-5、YF—17)，所面临的问题则和后掠梯形翼相同——超凡的续航能力和优良的超音速性能是这种机翼难以解决的巨大矛盾。

57、而采用大后掠角的对称菱形翼，在隐身上是有利的——F一117采用高达66.7度的后掠角，就是为了将雷达波大幅偏转出去——但气动方面的限制已经否决了这种可能性：展弦比太小，气动效率极低，这种飞机造出来能不能飞都是个问题。

58、而且后缘前掠角太大，将使得机翼后缘的增升／操纵装置的效率急剧降低直至不可接受。

59、F-23的原型机代号为YF-23。

60、1981年，美国空军拟定生产先进的战术战斗机规划，以代替F-15。

61、在洛克希德/波音研制F-22的同时，诺斯罗普/麦克米兰·道格拉斯也着手研制F-23。

62、1990年，经过比较，美国空军选定F-22，认为它的价格稍微便宜一些，在可维修性以及将来的发展前景方面也优于F-23。

63、舆论普遍认为，F-23外形比F-22好看得多。

64、而在一些空军业内人士和空军爱好者眼中F-23是世界上最先进的战斗机。

65、美国空军看中F-22，说明他们把机动性比隐蔽性看得更为重要。

66、F-23的原型机共生产了2架。

67、它们的外形像硕大的钻石，一架安装普拉特·惠特尼的YF199涡轮风扇发动机，一架安装通用电气的YF120涡轮风扇发动机。

68、像F-22一样，在没有加力燃烧的条件下，也能达到超音速。

69、原型机翼展13.28米,机身长20.54米,航程1300公里,总重29吨,最大速度1.43马赫。

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